Ступень ракеты-носителя



Ступень ракеты-носителя
Ступень ракеты-носителя
Ступень ракеты-носителя

 


Владельцы патента RU 2486114:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения. Ступень ракеты-носителя содержит центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя. Каждый твердотопливный двигатель выполнен с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с цельномотанным из композиционного материала корпусом типа «кокон» конической формы. Коническая образующая твердотопливного двигателя параллельна образующей цилиндрической поверхности ракеты-носителя. Значение угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя выбрано таким образом, что ось твердотопливного двигателя проходит через центр масс снаряженной ракеты-носителя. В состав каждого твердотопливного двигателя входит поворотное управляющее сопло, обеспечивающее возможность отклонения оси сопла на незначительный угол, значение которого не превышает значения угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя. Достигается повышение эффективности и безопасности работы ракеты-носителя. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к ступени ракеты-носителя, и направлено на совершенствование конструкции.

Известна ракета-носитель «Титан-4В», содержащая центральный блок и два твердотопливных стартовых ускорителя. Корпус каждого из ускорителей цилиндрический трехсекционный, выполненный из графитоэпоксидного композиционного материала. Управление вектором тяги происходит за счет гидравлически отклоняемого на некоторый угол сопла (Aviation Week and Space Technology, 10.02.97, v.146, №6, p.90-92).

Недостаток схемы в том, что конструкция такого сопла не позволяет отклонять его на большие углы (как правило, не больше 8 угл. град.). В момент старта сопло не отклонено и, как следствие, нарушает целостность стартовой установки, оказывает воздействие на элементы центрального блока, а вектор тяги не направлен в центр масс ракеты-носителя, что приводит к увеличению воздействий на ракету-носитель.

Известна ракета-носитель «Дельта-2», содержащая центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей «Кастер-4А», установленных по периметру маршевого двигателя. Корпус каждого представляет собой цилиндрический монолит, выполненный из графитоэпоксидного композиционного материала. Ось тягового сопла отклонена на 11 угл. град. от продольной оси ракеты-носителя (реф. сборник «Зарубежные космические комплексы и системы», М.: ВИНИТИ, 1991 г, №3, реф. сборник «Зарубежные космические комплексы и системы», М.: ВИНИТИ, 1987, №8). Принято за прототип.

Недостаток этой схемы:

1) Воздействие потока продуктов сгорания на конструкцию отклоненного сопла будет значительно выше;

2) В результате разворота потока продуктов сгорания уменьшается удельный импульс;

3) Масса отклоненного сопла будет значительно выше, чем прямого;

4) Увеличенные потери на компенсацию разбросов тяговых характеристик твердотопливных двигателей, опрокидывающего момента.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение энергобаллистической эффективности и безопасности ракеты-носителя.

Поставленная задача решается тем, что в известной ступени ракеты-носителя, содержащей центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей, установленных по периметру центрального маршевого двигателя, оси твердотопливных двигателей направлены под некоторым углом к оси центрального маршевого двигателя и сходятся в центре масс ракеты-носителя; твердотопливный двигатель представлен с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с корпусом. Вектор тяги будет проходить через центр масс ракеты носителя в любой момент времени при отклонении поворотного управляющего сопла твердотопливного двигателя.

Устройство поясняется чертежами.

На фиг.1 показана схема расположения твердотопливных двигателей на ступени ракеты-носителя.

На фиг.2 показана конструктивная схема предлагаемого твердотопливного двигателя с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с цельномотанным корпусом.

На фиг.3 показано, как вектор тяги в любой момент времени проходит через центр масс ракеты-носителя.

Предлагаемая ракета-носитель содержит центральный маршевый двигатель 1 и, например, два твердотопливных двигателя 2, установленных по периметру маршевого двигателя 1. Оси твердотопливных двигателей 2 и вектор тяги R проходят через центр масс ракеты-носителя. Твердотопливный двигатель 2 выполнен с конической образующей твердотопливного заряда 3, прочно скрепленного с цельномотанным корпусом 4, причем коническая образующая твердотопливного двигателя 2 параллельна и лежит в одной плоскости с образующей ракеты-носителя, проходящей через ось ракеты-носителя.

Твердотопливный заряд 3 каждого твердотопливного двигателя 2 прочно скреплен с корпусом 4 и имеет коническую форму. Корпус 4 типа «кокон» имеет конусную форму, выполнен из композиционного материала методом намотки. Воспламенительное устройство 5 и пиропатроны 6 для инициации воспламенительного устройства 5 закреплены на крышке 7 переднего днища корпуса. Ось поворотного управляющего сопла (ПУС) 8 с эластичным шарниром 9 в начальный момент времени совпадает с осью заряда 3, скрепленного с корпусом 4. ПУС 8 крепится к заднему днищу корпуса 4. Отклонение ПУС 8 обеспечивается работой рулевого привода (РП) 10, расположенного под хвостовым отсеком (ХО) 11.

Используя коническую конструкцию двигателя, векторы тяги стали проходить через центр масс ракеты-носителя, тем самым исключив опрокидывающий момент и скомпенсировав разбросы тяговых характеристик твердотопливных двигателей.

Устройство работает следующим образом.

По команде системы управления подается сигнал на пиропатроны 6 воспламенительного устройства 5, которое инициирует горение твердотопливного заряда 3 в камере твердотопливного двигателя.

В момент старта вектор тяги твердотопливных двигателей 2 проходит через центр масс ракеты-носителя. Угол между осью твердотопливного двигателя 2 и осью ракеты-носителя равен половине угла между осью твердотопливного двигателя и образующей его конической поверхности.

В процессе работы ступени по команде системы управления ПУС 8 твердотопливного двигателя 2 отклоняется посредством РП 10 на незначительные углы, но этого наклона достаточно, чтобы вектор тяги перемещался за центром масс ракеты-носителя и в каждый момент времени проходил через него. Это позволит уменьшить потери удельного импульса, связанные с неравномерностью потоков из-за разбросов тяговых характеристик твердотопливных двигателей 2, исключить негативное воздействие на ракету-носитель.

y 1 X 1 = t g   a ;

y 1 X i = t g ( a + b i ) ;

Где:

а - угол наклона образующей корпуса;

bi - текущий угол отклонения поворотного управляющего сопла;

y1 - ордината положения точки приложения тяги;

Х1 - абсцисса начального положения центра масс ракеты-носителя;

Xi - абсцисса текущего положения центра масс ракеты-носителя.

Таким образом, не усложняя и не увеличивая массу конструкции твердотопливного двигателя, существенно повышается энергобаллистическая эффективность и надежность как самого твердотопливного двигателя, так и ракеты-носителя в целом.

Ступень ракеты-носителя, содержащая центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя, отличающаяся тем, что каждый твердотопливный двигатель выполнен с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с цельномотанным из композиционного материала корпусом типа «кокон» конической формы, при этом коническая образующая твердотопливного двигателя параллельна образующей цилиндрической поверхности ракеты-носителя, а значение угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя выбрано таким образом, что ось твердотопливного двигателя проходит через центр масс снаряженной ракеты-носителя, при этом в состав каждого твердотопливного двигателя входит поворотное управляющее сопло, обеспечивающее возможность отклонения оси сопла на незначительный угол, значение которого не превышает значения угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет.

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к взрывателям комбинированного действия управляемых артиллерийских снарядов. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к ракете с бескорпусным двигателем. .

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.
Изобретение относится к оружию с электрическими средствами поражения, в частности к патрону электрошокового оружия. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива для газогенераторов и ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетного двигателя твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .
Наверх